ChSTU repository

 3 
 
ЗМІСТ 
ВСТУП 
РОЗДІЛ 1. Критичний аналіз сучасних датчиків тисків у системі 
керування літаком 
1.1. Система керування висотно -швидкісними параметрами літака 
1.2. Критичний аналіз частотних датчиків тиску 
1.3. Аналіз конструктивного вигляду первинних перетворювачів тисків 
1.4. Визначення характеристики пружного чутливого чутливого елемента 
для датчика статичного тиску 
1.5. Визначення характеристики пружного чутливого чутливого елемента 
для датчика повного тиску  
1.6. Аналіз конструктивного вигляду вторинних вимірювальних 
перетворювачів тисків 
1.7. Методи вимірювань з використанням фотоелектронних лінійок 
Висновки за розділом 1 
РОЗДІЛ 2. Розроблення методики розрахунку пружного чутливого 
елемента  
2.1. Математичні залежності пружного чутливого елемента 
2.2. Чисельне моделювання пружних чутливих елементів з використанням 
програмного комплексу АNSYS 
2.3. Розроблення узагальненого алгоритму пружних чутливих елементів  
2.4. Порівняльна оцінка результатів математичного моделювання  
Висновки за розділом 2 
РОЗДІЛ 3. Розробка апаратно-програмного комплексу для оцінки 
метрологічних характеристик датчиків тисків  
3.1. Структура апаратно-програмного комплексу 
3.2.  Апаратні засоби апаратно-програмного комплексу 
3.3.  Програмна частина апаратно-програмного комплексу  
3.4.  Теоретичні аспекти керування та обробки даних лінійок 
 4 
фотоелектронних приймачів  
3.5. Розроблення алгоритмів керування та оброблення даних лінійки 
фотоелектронних приймачів  
3.6. Розробка алгоритмів обміну даними між компонентами апаратно-
програмного комплексу 
Висновки за розділом 3 
ВИСНОВОК… 
СПИСОК ВИКОРИСТАНОЇ ЛІТЕРАТУРИ 
ДОДАТОК А Акт впровадження 
ДОДАТОК Б Тези публікації. 
ДОДАТОК В Презентація кваліфікованої роботи 
  
 5 
ВСТУП 
 
 
Аерометричні датчики тиску систем повітряних сигналів (СПС), як елементи 
системи керування літаком, призначено для перетворення на електричні сигнали, 
що сприймаються, повного Р*, та статичного P тисків, з наступним переданням 
сигналів до обчислювального пристрою з метою обчислення параметрів руху 
літального апарата. Параметри руху  літака мають однозначну відповідність 
статичному і повному тискам. Датчики тиску є датчиками первинної інформації для 
СПС, їхні конструкції та чутливі елементи вельми різноманітні й багато в чому 
визначають параметри точності, а також ресурсні, геометричні та експлуатаційні 
характеристики СПС. 
Розробленням і виробництвом датчиків аерометричних датчиків тисків 
займаються Honeywell Corp. (США), Marconi Avionics (США), Crouzet (Франція), 
Badin-Crouzet (Франція), Jaeger (Франція), а також багато інших. 
Найбільшого поширення як джерела первинної інформації систем 
повітряних сигналів нині набули датчики тиску генераторного типу або частотні 
датчики, принцип дії яких ґрунтується на використанні коливань ПЧЕ, 
виготовленого у вигляді циліндричного резонатора з власною частотою коливань, 
яка перелаштовується, під дією вимірюваних тисків. Ці датчики мають досить 
високу функціональну надійність і відносно високу точність. Однак, їм притаманні 
недоліки, пов'язані з нелінійним спотворенням характеристики перетворення тиску 
на частоту, і похибками, що визначаються високою залежністю пружних 
властивостей резонатора від температури. 
Датчики тиску на основі оптоелектронних перетворювачів, які передбачають 
наявність лінійок фотоелектронних приймачів (ФЕП), що дають змогу здійснювати 
перетворення просторового розподілу світлового поля в електричний сигнал, 
набувають останніми роками широкого поширення. 
Відмінною рисою пропонованих у роботі датчиків є підвищена точність 
вимірювання тисків та багато в чому виключає недоліки аналогів. Звідси виникає 
 6 
необхідність теоретичного дослідження методів математичного моделювання та 
експериментальних досліджень характеристик первинних і вторинних 
вимірювальних перетворювачів тисків. 
У зв'язку з вищевикладеним, а також беручи до уваги, що дуже велике число 
аварій і катастроф повітряних суден в історії авіації стали наслідком несправностей 
аерометричних пристроїв, обрана тема для досліджень є вельми актуальною. 
Мета роботи - розробка та дослідження нових датчиків статичного та 
повного тисків, що використовують оптоелектронні перетворювачі з поліпшеними 
метрологічними характеристиками для систем керування літаком.  
Поставлена мета досягається вирішенням таких завдань: 
1. Розроблення методики розрахунку ПЧЕ, принциповою відмінністю 
якої є врахування технічних характеристик вторинного перетворювача, зокрема, 
порога чутливості вторинного перетворювача, і прогину центру мембрани як 
функції координати пікселя ЛФП. 
2. Розроблення алгоритмів роботи мікроконтролера, що реалізують 
оброблення сигналів з виходу ЛФП і забезпечують підвищення точності 
вимірювань деформації мембран датчика тисків, який використовує 
оптоелектронні перетворювачі. 
3. Створення експериментального стенду і проведення порівняльних 
досліджень з визначення величин прогинів мембрани, отриманих аналітичним 
методом, з використанням програмного комплексу ANSYS, і отриманих у 
результаті проведених експериментів. 
4. Розроблення методів і алгоритмів обчислення величини деформації 
ПЧЕ за використання процесу розгалуження вихідної інформації, що здійснюється 
застосуванням шторок з n щілинами, що дає змогу сформувати на ЛФП n оптичних 
плям, які переміщуються у функції вимірюваного тиску. 
Методи досліджень. При виконанні роботи використовувалися логічні та 
емпіричні методи математичного дослідження на основі спостереження та досвіду, 
порівняння, аналізу та синтезу. Синтезуючу математичну модель виконано в 
інтегрованому середовищі розробки Microsoft Visual Studio мовою програмування 
 7 
С++. Під час розв'язання пружно-пластичних задач використовувався програмний 
комплекс ANSYS Workbench. Розроблення та налагодження програмного 
забезпечення мікропроцесорної техніки апаратно-програмного комплексу 
виконано в середовищі розроблення Keil uVision мовою програмування "Сі". 
Автоматизацію, візуалізацію та статистичне опрацювання експериментальних 
даних здійснювали на базі розробленого програмного забезпечення на графічній 
мові програмування "G" у середовищі LabVIEW. 
 
 
  
 8 
РОЗДІЛ 1 
КРИТИЧНИЙ АНАЛІЗ СУЧАСНИХ ДАТЧИКІВ ТИСКІВ У СИСТЕМІ 
КЕРУВАННЯ ЛІТАКОМ 
 
1.1. Система керування висотно-швидкісними параметрами літака 
Система керування висотно-швидкісними параметрами  літака являє собою 
сукупність керівних поверхонь і відповідних пристроїв та механізмів, зокрема 
механічних, гідравлічних, електричних та електронно-обчислювальних, які 
забезпечують вибір і підтримання висоти, горизонтальної та вертикальної 
швидкостей польоту в неавтоматичному, напівавтоматичному, автоматичному та 
комбінованому режимах керування. 
У загальному випадку система керування висотно-швидкісними 
параметрами охоплює систему повітряних сигналів (СПС) (рис. 1.1.), пілотажний 
комплекс повітряного судна, виконавчі пристрої системи керування, засоби 
відображення інформації та органи керування повітряним судном, за допомогою 
яких видають керівний вплив на виконавчі пристрої системи керування. Крім того, 
пілот здійснює вибір режиму керування висотно-швидкісними параметрами з 
використанням органів керування пілотажного комплексу, зокрема, режими 
стабілізації висоти польоту, стабілізації швидкості польоту, стабілізації 
вертикальної швидкості польоту, автоматизований вихід на задану висоту, 
автоматизований розгін або гальмування до заданої швидкості польоту тощо. Слід 
зазначити наявність режимів керування, за яких пілотажний комплекс здійснює 
вироблення команд директорного керування, при цьому пілотажний комплекс не 
бере участі в керуванні повітряним судном (або його участь обмежена), а лише 
формує команди для пілота.  
 
 9 
 
 
Рис. 1.1. Функціональна схема системи керування висотно-швидкісними 
параметрами ПС: P - статичний тиск, P* - повний тиск, Т* - температура 
загальмованого потоку; α, β - аеродинамічні кути, VПР - приладова швидкість, VИСТ 
- істинна швидкість, Vy - вертикальна швидкість, Нбар - барометрична висота, 
ПСД - приймач статичного тиску, ППТ - приймач повного тиску, ДТ - датчик 
температури, ДАУ - датчик аеродинамічних кутів, ЦСПС - цифрова система 
повітряних сигналів, УВ - керівний вплив. 
 
Безпечне виконання польоту залежить від функціональної надійності 
елементів і пристроїв системи управління висотно-швидкісними параметрами 
повітряного судна, зокрема, роботи СПС і його джерел первинної інформації. 
Як джерела первинної інформації про висотно-швидкісні параметри  літака 
використовують датчики статичного і повного тисків, що містять первинні та 
вторинні вимірювальні перетворювачі тисків. 
Сучасні датчики статичного і повного тисків входять до складу СПС, 
призначеної для обчислення висотно-швидкісних параметрів польоту ПС. СПС 
складається (рис. 1.1) з обчислювача повітряних сигналів, на входи якого подається 
така інформація: P* - повний тиск, Р - статичний тиск, Т* - температура 
загальмованого потоку зовнішнього повітря, α, β - аеродинамічні кути, PQFE , PQNH 
, PSTD - рівні тисків, що виставляються вручну екіпажем. 
 10 
Датчики повного і статичного тисків є джерелами первинної інформації у 
СПС, що зумовлює суттєву залежність метрологічних характеристик СПС від 
точності вимірювання статичного і повного тисків (під час впливу 
дестабілізувальних чинників) і від збереження заданої точності в часі. 
Діапазон вимірювання та вимоги до точності вимірювання висотно-
швидкісних параметрів  літаканаведено в таблиці 1.1. 
Таблиця 1.1.  
Похибки вимірювань СПС сучасних ЛА. 
Параметр Діапазон Похибка Поріг чутливості 
вимірюван Значення Діапазон 
ня 
 від ± 4,6 -503  
Абсолютна мінус ±6,1 3048 
0,3 
висота, м 500 до ±12,2 9144 
15240 ±24,4 15240 
   від мінус  
від ±6,1 500 до  
Відносна 
мінус 3048 0,3 
висота, м 
500 до ±12,2 9144 
15240 ±24.4 15240 
Вертикальна ± 102 ±0,15 ± 102 0,07 
швидкість, м/с 
Приладова від 55,5 до ±9,3 111  
швидкість, 832 ±3,7 185 0,115 
км/год ±1,85 832 
Справжня     
швидкість від 185 до від 185 до 
±7,4 0,115 
(повітряна) 1108 1108 
км/год 
Із зарубіжних конструкцій СПС можна виділити GDS 74A, що входить до 
 11 
складу бортового радіоелектронного комплексу GARMIN G 1000, який 
встановлюють на літаки DA-40, DA-42 і Cessna. Крім того, розроблений аналог 
СПС входить до складу бортового радіоелектронного обладнання літаків Ан-148, 
Ту-204. Як джерело інформації про параметри статичного і повного тисків 
повітряного потоку використовуються, як і в попередньому випадку, датчики 
генераторного типу (вони ж частотні датчики тисків). 
Порівняльна оцінка датчиків тисків за критеріями: похибка вимірювання 
тиску, час готовності до роботи та напруга живлення, наведена в таблиці 1.2. 
Таблиця 1.2.  
Порівняльна оцінка датчиків тисків СПС. 
Похибка від 
Тип СПС 
діапазону  Напруга 
(найменування 
вимірюваного Час готовності, с живлення, В 
ДДГ) 
тиску, % 
СПС-2Ц, СПС-85, 
   
СПС-96 
(ДДГ2) 0,03 - 0,04 не більше 30 15 и 5 
GDS 74A 0,03 - 0,08 не більше 120 15 
 
Бортове радіоелектронне обладнання (БРЕО) сучасних ПС, що розробляється 
нині, висуває жорсткіші вимоги до технічних характеристик складових елементів 
СПС і, зокрема, до технічних характеристик датчиків первинної інформації. До 
стандартних вимог належать: висока надійність, точність вимірювань, динамічна 
стійкість, мінімальне енергоспоживання, малі габарити і маса. До вимог сучасних 
систем додаються наявність цифрових інтерфейсів міжмодульної інформаційної 
взаємодії та висока швидкодія. 
Слід зазначити і швидкі темпи розвитку інтегрованих систем резервних 
приладів (ІСРП), що витісняють резервну групу аналогових індикаторів висотно- 
швидкісних параметрів. Особливістю ІСРП є інтеграція в єдиний блок датчиків 
первинної інформації, обчислювача, індикатора та автономного джерела живлення, 
 12 
що забезпечує автономну роботу на часовому інтервалі щонайменше 30 хвилин, за 
відмови основної групи приладів і систем. Це, своєю чергою, вимагає від датчиків 
первинної інформації, зокрема, від датчиків статичного і повного тиску, 
забезпечення компактності та малого споживання електроенергії. 
 
1.2. Критичний аналіз частотних датчиків тиску 
Проведений нами аналіз експлуатованих наразі у складі СПС датчиків тиску 
дав змогу встановити, що датчики тиску генераторного типу на основі частотного 
методу перетворення інформації є одними з найпоширеніших в авіації. 
Частотні перетворювачі, що використовуються на борту ПС, здійснюють 
перетворення коливань ПЧЕ (циліндричного резонатора) у частоту проходження 
імпульсів. Цей метод перетворення інформації має відносно високу 
завадостійкість. Повний і  статичний тиск у цифрових СПС вимірюється 
генераторними або частотними датчиками тисків (рис. 1.2.). 
У роботі представлено опис принципу дії датчиків, заснованих на 
використанні коливань ПЧЕ (механічного резонатора), частота коливань якого 
змінюється під дією вимірюваних тисків. 
 
 
Рис. 1.2. Структурна схема модуля тиску частотного датчика: 
АГ - автогенератор, ДТ - датчик температури ТТ , МД - модуль тиску, ОВ - 
обмотка збудження, ОС - обмотка зворотного зв'язку, 
СУ - узгоджувальний пристрій, ЧЕ - чутливий елемент. 
 
 13 
ПЧЕ являє собою собою тонкостінний циліндричний резонатор, заварений у 
корпус (рис. 1.3.). 
 
Рис. 1.3. Принципова схема датчика тисків генераторного типу: 1 - опорний 
тиск (вакуум), 2 - ПЧЕ (резонатор), 3 - обмотка знімання сигналу, 4 - обмотка 
збудження, 5 - елементи системи самозбудження, 6 - корпус, 7 - підсилювач, 8 - 
вихідний сигнал. 
 
Опорний тиск (або вакуум) утворений між внутрішньою стінкою корпусу і 
зовнішньою стінкою ПЧЕ (резонатора). Зміна тиску у внутрішній порожнині ПЧЕ 
(резонатора) сприяє зміні його жорсткості і, отже, зміні власної частоти коливань f: 
1 2Eb 3  2 2
b P 
f  1    
 3
    *15*10                                            (1.1) 
2 ml3
     E  
де Е - модуль пружності матеріалу, з якого виготовлено циліндр, m - його 
наведена маса, δ - товщина стінки циліндра, l - висота циліндра, b - діаметр 
циліндра, Р - тиск. 
Збудження і підтримання коливань ПЧЕ (резонатора) забезпечується за 
допомогою двох електромагнітних обмоток збудження. Схема автогенератора зі 
зворотним зв'язком забезпечує коливання ПЧЕ (резонатора) на частоті власного 
резонансу. Для врахування залежності властивостей ПЧЕ від температури в схемі 
датчика встановлено датчик температури. 
На входи обчислювача надходять сигнали з датчика тисків у вигляді частоти 
проходження імпульсів напруги f, пропорційних вимірюваному тиску, а також 
 14 
сигнал від датчика температури у вигляді напруги постійного струму. 
Обчислювач здійснює керування й оброблення сигналів усіх елементів і 
пристроїв каналу вимірювання статичного тиску та реалізує алгоритми обчислення 
поточної висоти Нотн, Набс, Неш. Крім того, обчислювач забезпечує автоматичне 
коригування аерометричних поправок сигналів Набс і Нотн. На виході 
обчислювача цифрові сигнали, які використовуються для передавання відомостей 
про висотно-швидкісні параметри в системи керування, сигналізації та індикації 
екіпажу. 
Технологічний процес виготовлення резонатора складається з низки 
спеціальних операцій на унікальному обладнанні, яким володіють небагато фірм. 
Наведена вище формула (1.1) для розрахунку власних коливань резонатора є 
наближеною, а на практиці використовують емпіричні вирази. 
Із середини минулого століття датчиками статичного і повного тисків 
займається англійська фірма Солатрон (Solatron), яка наразі розробила і виробляє 
зазначені датчики для СПС військових і цивільних літаків. 
Однак, частотні датчики мають низку суттєвих недоліків, з яких виділимо 
температурну похибку, нелінійні спотворення і відносно високе 
енергоспоживання. 
Датчики тисків генераторного типу або частотні мають суттєві похибки, 
спричинені зміною температури, і становлять до 7% від вимірюваного діапазону 
тисків. 
Для врахування та компенсації температурних похибок датчиків тисків 
генераторного типу використовуються поправки, значення яких обчислюються 
залежно від температури ПЧЕ, виміряної датчиком температури. 
Крім того, розглянутим датчикам притаманні недоліки, пов'язані з 
"перескоком частоти". Подібне явище проявляється під час переходу через 
критичні значення (точки) тисків, що супроводжуються стрибкоподібною зміною 
вихідного сигналу за тиском. 
Автоколивальна система змінює частоту коливань із частоти, що відповідає 
першому максимуму, на частоту, яка відповідає другому максимуму (рис. 1.4. і рис. 
 15 
1.5.), під час переходу через точку перескоку. 
 
Рис. 1.4. АЧХ перетворювача тиску нижче точки перескоку частоти. 
 
Похибка вимірювань при прояві "перекосу частоти" може досягати значень у 
кілька відсотків. 
Слід виокремити проблеми, пов'язані з розробленням і виробництвом ПЧЕ у 
вигляді циліндричних резонаторів, зокрема, через малі значення товщини стінки 
резонаторів (20 мкм), визначення товщини резонаторів контактним методом 
практично неможливе. Крім того, потрібно вдосконалювати технологію витяжки 
ПЧЕ і методи контролю їхніх геометричних параметрів.  
 
 
Рис. 1.5. АЧХ перетворювача тиску вище точки перескоку частоти. 
 
Істотними недоліками володіє і технологія виготовлення ПЧЕ у вигляді 
циліндричних резонаторів, зокрема, їхній брак у процесі виробництва становить 
близько 70%. 
Зважаючи на популярність датчиків тисків, заснованих на частотному методі 
 16 
перетворення інформації, ведуться дослідження і розробки, спрямовані на 
модернізацію і поліпшення цього методу. 
 
 
1.3. Аналіз конструктивного вигляду первинних перетворювачів 
тисків  
Поряд із с ПЧЕ, виконаних  в формі  циліндричних резонаторів, існує 
достатньої   великий клас  ПЧЕ на основі плоских або гофрованих мембран. 
Фундаментальні основи розроблення та проведення досліджень мембранних 
ПЧЕ присвячена велика кількість робіт зарубіжних авторів. 
Гофровані мембранні ПЧЕ набули найбільшого поширення, оскільки здатні 
отримувати значний пружний прогин під дією тиску в межах пружних 
властивостей. 
Найпоширеніші геометричні профілі гофрованих мембран представлено на 
рис. 1.6.  
 
 
а)                                       б)                                       в) 
Рис. 1.6. Гофровані мембрани: 
а - синусоїдальна, б - пилчаста, в - трапецеїдальна. 
 
В приладобудуванні застосовуються поодинокі мембрани, мембранні 
коробки (рис. 1.7), які, своєю чергою, можуть з'єднуватися в блоки. 
 17 
 
Рис. 1.7 Мембранна коробка. 
 
Датчики тиску на основі мембранних ПЧЕ менш чутливі до вібрацій і 
пульсацій вимірюваного середовища, застосовні, за відповідного захисту 
мембрани, для вимірювання тиску агресивних середовищ. 
У роботах виконано доволі докладний огляд марок і властивостей матеріалів, 
що застосовуються для виготовлення в ПЧЕ. 
Для виготовлення мембранних ПЧЕ переважно використовують 
дисперсійно-твердіючі сплави, що мають низькі значення пружних 
недосконалостей. Крім того, вони мають незалежність їхнього модуля пружності 
від температури довкілля і, після впливу вібрації, високі пружні та міцнісні 
властивості, високу релаксаційну стійкість. До цих сплавів належать берилієві 
бронзи БрБ2, БрБНТ 1,9 і БрБНТ 1,7,що перевершують багато високоякісних 
сталей за міцністю і пружними властивостями. 
Гістерезис пружних елементів із берилієвої бронзи відносно малий порівняно 
з іншими матеріалами, що використовуються як ПЧЕ датчиків тиску, і становить 
приблизно 0,4-1%.  
Основну частку значущих недоліків застосування мембранних ПЧЕ у складі 
датчиків повного і статичного тисків можна розділити на дві групи.  
Перша група недоліків, пов'язана з контактним впливом ПЧЕ і вторинного 
перетворювача тиску:  тертя між  елементами ПЧЕ і вторинного перетворювача, 
вимірювальне зусилля на ПЧЕ з боку елементів вторинного перетворювача. Крім 
того, до цієї групи можна віднести і розмір жорсткого центру мембранного ПЧЕ. 
Друга група недоліків, пов'язана з величиною еквівалентних напружень: 
 18 
залишкові деформації, пружний наслідок, пружний гістерезис, втомне руйнування ПЧЕ. 
Перелічені вище недоліки проявляються так: у вигляді відхилення щодо 
встановленого нульового значення; гістерезисних явищ; руйнувань місць 
контактної взаємодії між первинним і вторинним вимірювальними 
перетворювачами тисків. Руйнування місць контактної взаємодії між 
перетворювачами особливо гостро проявляється при застосуванні датчиків ПЧЕ на 
основі структур "кремній на сапфірі". 
Вплив гістерезисних явищ може спричинити спотворення в показаннях 
барометричних висотомірів. Так, при відносно швидкому наборі та зниженні ПС 
показання приладів на одній і тій самій висоті можуть виявитися різними (рис. 1.8.). 
І перша, і друга групи недоліків пов'язані більшою мірою з конструктивним 
виконанням і функціональними можливостями вторинного перетворювача тисків.  
 
 
Рис. 1.8. Прояв гістерезисних явищ. 
 
Перша група недоліків усувається застосуванням безконтактних методів 
перетворення деформації ПЧЕ в аналоговий або цифровий сигнал. 
Другу групу недоліків можна вирішити не тільки завдяки спеціальним 
технологічним операціям під час виготовлення ПЧЕ, а й мінімізацією 
еквівалентних напруг завдяки застосуванню високочутливих вторинних 
перетворювачів тисків. 
Нелінійність статичної характеристики мембранних ПЧЕ (на відміну від 
 19 
сильфонів, трубчастих пружин) зумовила їхнє масове застосування як первинних 
вимірювальних перетворювачів тисків у складі механічних і електричних приладів 
для індикації висотно-швидкісних параметрів екіпажу ПС. Обумовлено це тим, що 
закономірність зміни статичного і повного тисків залежно від висотно- швидкісних 
параметрів ПС має нелінійний характер. При цьому нелінійність характеристики 
мембранних ПЧЕ і нелінійність зміни градієнта вимірюваних тисків за висотою 
суворо протилежні, що дає змогу отримати близький до лінійного вихідного 
сигналу датчика. 
 
 
1.4. Визначення характеристики пружного чутливого елемента для 
датчика статичного тиску 
 
Ефективність роботи ПЧЕ датчиків статичного тиску багато в чому 
визначається реалізованою статичною характеристикою, у пропонованому варіанті 
- ПЗС-лінійної на виході за нелінійної зміни тиску на вході. 
Визначення значення перепаду тисків, необхідного для здійснення 
деформації в заданих межах ПЧЕ для датчика статичного тиску, за відомою 
закономірністю зміни тиску PH за висотою польоту: 
 
����
�� �� 1  
��  (1.2) 
 
де, P0 - тиск на нульовій висоті, T0 - температура на нульовій висоті, τ -
температурний градієнт, R - газова постійна, Н - поточна висота. 
Максимальний прогин мембрани ω0max досягається за Hmin , мінімальний - 
ω0min за Hmax . Припускаючи, що характеристика пружного чутливого елемента 
лінійна за висотою, отримано рівняння прямої, яка проходить через дві точки з 
координатами (ω0max , Hmin ) і (ω0min , H ):max 
 
 20 
( 
H  0 0max )(Hmax  Hmin )
                    H
  min ,                               (1.3) 
min 0max
де, ω0 - прогин пружного чутливого елемента на висоті H. Пружний елемент 
деформується за рахунок перепаду тисків ��P: 
��P = PH - Pвак .                                  (1.4) 
де, Pвак - опорний тиск або тиск вакууму. 
Перетворивши (1.2) і (1.3) у (1.4), отримано значення перепаду тисків, 
необхідного для здійснення деформації в заданих межах пружного чутливого 
елемента для датчика статичного тиску: 
 
r(  )(H  H ) 1
           P  P0(1 0 0max max min )tR  Pвак                   (1.5) 
T0
Максимальне значення деформації мембрани ω0max визначаться як 
геометричними розмірами пружного чутливого елемента, так і технічними 
можливостями вторинного перетворювача. 
На рис. 1.9 представлено потрібну характеристику мембранного ПЧЕ 
елемента, отриману на підставі вищевикладеного методу. Методику розрахунку 
характеристики мембранного ПЧЕ детально викладено в роботі. 
 
Рис. 1.9. Статична характеристика мембранного ПЧЕ для датчика 
статичного тиску: 1 - потрібна, 2 - розрахункова. 
 
Таким чином, наведені вище характеристики дають змогу обґрунтувати 
визначення потрібної характеристики ПЧЕ датчика статичного тиску, що 
забезпечує лінеаризацію вихідного сигналу датчика. 
 21 
1.5. Визначення характеристики пружного чутливого елемента для 
датчика повного тиску 
 
Аналогічно, визначення значення перепаду тисків, необхідного для 
здійснення деформації в заданих межах пружного чутливого елемента для датчика 
повного тиску, здійснюється за відомою закономірністю зміни тиску P*  від 
швидкості польоту: 
P* = ��н +ρc2                                                                   (1.6) 
де PH - статичний тиск, c - поточна швидкість, ρ - густина повітря. 
Очевидно, що повний тиск зі збільшенням швидкості збільшується, при 
цьому максимальний прогин мембрани ω0max досягається за cmах , а мінімальний 
прогин ω 0minпри за cmin . Припускаючи, що характеристика пружного чутливого 
елемента лінійна за швидкістю, отримано рівняння прямої, що проходить через дві 
точки з координатами (ω0max , cmax ) і (ω0min , c ).min 
(  )(c c )
                                  c  0 0max min max  c
  max                        
 (1.7) 
min 0max
де ω0 - прогин пружного чутливого елемента за швидкмості c. 
Пружний чутливий елемент деформує за рахунок утвореного перепаду 
тисків��P: 
���� = ��∗ - ��оп ,                                                      (1.8)  
де Pоп - опорний тиск. 
Для вимірювання повного тиску як опорний тиск аерометричних пристроїв 
використовується статичний тиск PH, тому вираз (1.8) набуває вигляду: 
���� = ��∗ - ��H ,                                                        (1.9) 
Перетворивши (1.6), (1.7) і (1.8) у (1.9), отримано значення перепаду тисків, 
необхідного для здійснення деформації в заданих межах пружного чутливого 
елемента для датчика повного тиску: 
 
((0 0max)(cmin cmax)
  cmax)
2
                    P  min 0max ,                           (1.10) 
2
 22 
Таким чином, представлені розрахунки дають змогу визначати 
характеристики пружного елемента датчика повного тиску, відштовхуючись від 
чутливості вторинного датчика. 
На рис. 1.10 представлено потрібну характеристику мембранного ПЧЕ 
елемента, отриману на підставі вищевикладеного методу. Методику розрахунку 
характеристики мембранного ПЧЕ детально викладено в роботі. 
Таким чином, наведені вище характеристики дають змогу обґрунтувати 
визначення потрібної характеристики ПЧЕ датчика повного тиску, що забезпечує 
лінеаризацію вихідного сигналу датчика. 
 
 
 
Рис. 1.10. Статична характеристика мембранного ПЧЕ для датчика 
статичного тиску: 1 - потрібна, 2 - розрахункова. 
 
 
1.6. Аналіз конструктивного вигляду вторинних вимірювальних 
перетворювачів тисків 
 
Перелік методів, що забезпечують перетворення інформації від первинних 
вимірювальних перетворювачів тисків, містить перетворювачі: механічні, 
трансформаторні, тензометричні, п'єзорезисторні, ємнісні, індукційні, іонізаційні, 
оптичні та резонансні (частотні). 
На рисунку 1.11. представлено узагальнені результати проведеного аналізу, 
зокрема, основні переваги та недоліки викладених методів. 
 23 
Виходячи з обраної концепції, далі розглядаються можливі варіанти 
реалізації вторинних перетворювачів тисків на основі безконтактного знімання 
сигналу від первинного вимірювального перетворювача тисків. 
Як згадувалося раніше, частотний метод (резонансний) перетворення 
інформації набув найбільшого поширення у складі датчиків тисків, що 
використовуються в сучасних СПС. Основні недоліки цих датчиків наведено вище. 
Однак, слід додати з огляду на те, що для вимірювання частоти коливань 
резонатора використовується індуктивний або ємнісний методи, частотному 
методу притаманні й недоліки зазначених методів. 
Переваги Тензометричний (КНС-перетворювачі) Недоліки 
1. Високий ступінь захисту від агресивного середовища 1. Неусувна нестабільність градуювальної характеристики 
2. Висока межа робочої температури 2. Високі гістерезисні ефекти від тиску і температури 
3. Налагоджено серійне виробництво 3. Низька стійкість при впливі ударних навантажень і вібрацій 
4. Низька вартість 
Переваги П'єзорезистивний (на монокристалічному кремнії) Недоліки 
1. Висока стабільність характеристик  
2. Стійкість до ударних навантажень і вібрацій  
3. Низькі гістерезисні ефекти  
4. Висока точність 1 Обмеження за температурою (до 
5. Низька ціна 150ºC) 
6. Можливість вимірювати тиск різних агресивних агресивних речовин засобів 
Переваги Ємнісний Недоліки 
1. Висока точність 1. Найчастіше, нелінійна залежність ємності від 
2. Висока стабільність характеристик прикладеного тиску 
3. Можливість вимірювати низький вакуум 2. Необхідне додаткове обладнання або електрична схема для
4. Простота конструкції перетворення ємнісної залежності в один зі стандартних вихідних
сигналів 
Переваги Резонансний Недоліки 
 1. Під час вимірювання тиску агресивних середовищ
 необхідно захистити чутливий елемент, що призводить до втрати 
1. Висока стабільність характеристик точності вимірювання 
2. Висока точність вимірювання тиску 2. Висока ціна 
 3. Тривалий час відгуку 
4. Індивідуальна характеристика перетворення тиску в
електричний сигнал 
Переваги Індукційний Недоліки 
1. Можливість вимірювати диференціальні тиски з високою 
точністю 
1. Сильний вплив магнітного поля 
2. Незначний вплив температури на точність вимірювання 
2. Чутливість до вібрацій і ударів 
Переваги Іонізаційний Недоліки 
 1. Не можна використовувати подібні прилади за 
 високого тиску (низький вакуум є порогом) 
1. Можливість вимірювання високого вакууму 2. Нелінійна залежність вихідного сигналу від 
2. Висока точність прикладеного тиску 
3. Стабільність вихідних параметрів 3. Висока крихкість 
4. Необхідно поєднувати з іншими датчиками тиску 
Рис. 1.11.  Переваги та недоліки методів перетворення  інформації. 
 
 24 
На сучасному етапі розвитку сучасної мікропроцесорної та обчислювальної 
техніки з'являється можливість застосування високотехнологічних рішень, 
зокрема, що набуває останніми роками значного поширення, оптоелектронні 
перетворювачі на основі багатоелементних фотоелектронних приймачів. 
Конструктивно, пристрої на базі фотоелектронних приймачів виконані 
наступним чином, у лінійках фотоелектронних приймачів (ЛФП) окремі 
фоточутливі елементи (пікселі) розташовані уздовж однієї координати (рис. 1.12а), 
а в матрицях фотоелектронних приймачів (МФП) пікселі рівномірно заповнюють 
прямокутне поле (рис. 1.12б). 
 
а)                                                    б) 
Рис. 1.12. Фотоприймальні пристрої: а - ЛФП, б - МФП. 
 
Принцип роботи цих пристроїв полягає у формуванні всередині кожного 
пікселя електричного сигналу, пропорційного поглинутій ним оптичній енергії. 
Досягається це завдяки фоточутливому p-n переходу (як і у звичайному 
фотодіоді), через який відбувається розряд конденсатора фотоприймального 
елемента. Що інтенсивнішою буде оптична потужність, що потрапляє на піксель, 
то більшим буде струм, що протікає фотодіодом, і то швидше розряджатиметься 
конденсатор. Наприкінці циклу вимірювання відбувається зчитування 
залишкового заряду конденсаторів пікселів. Під час послідовного опитування 
пікселів на виході ЛФП (або МФП) формуватиметься електричний сигнал, у якого 
зміна амплітуди в часі відображає розподіл оптичної потужності в просторі 
фотоприймального пристрою. 
Пристрої на базі фотоелектронних приймачів знайшли досить широкий 
спектр застосування як засіб вимірювання. Їх використовують для визначення 
 25 
кутового положення джерела випромінювання, у спектрометрії, під час визначення 
положення об'єктів тощо. Ведуться роботи щодо поліпшення алгоритмів 
управління та обробки сигналів цих пристроїв. 
До основного недоліку цього методу відносять необхідність інтеграції 
мікроконтролера до складу датчика тисків для керування й оброблення вихідного 
сигналу фотоелектронного пристрою. Цей недолік, своєю чергою, є і перевагою 
цього методу, оскільки взаємодію між компонентами бортового радіоелектронного 
обладнання сучасних ПС реалізовано за допомогою цифрових протоколів 
інформаційної взаємодії. 
Таким чином, датчики статичного і повного тисків, реалізовані на базі ПЧЕ і 
ПЗС-лінійок, володіють високими метрологічними характеристиками, малим 
власним споживанням потужності, малими габаритами і масою. 
Сказане зумовлює перспективність розроблення й удосконалення датчиків 
тиску на основі ПЗС-лінійок у напрямку підвищення точності та поліпшення 
експлуатаційних характеристик. 
 
 
1.7. Методи вимірювань з використанням фотоелектронних лінійок 
 
У роботі представлено методи визначення положення об'єкта з 
використанням ЛФП і МФП. Ці методи дають змогу визначити положення об'єкта 
за проектованою тінню. 
Метод обмежений габаритними розмірами ЛФП і для його реалізації 
необхідна опорна точка для звіту і, як правило, це перший робочий піксель ЛФП. 
Встановлено вплив положення джерела оптичного випромінювання на 
співвідношення між положенням краю вимірюваного об'єкта і положенням краю в 
профілі освітленості на ЛФП. 
Перший метод передбачає використання джерела оптичного 
випромінювання з паралельним поширенням променів. Подібне досягається або 
використанням колімувальної лінзи (рис. 1.13), або розміщенням джерела 
 26 
оптичного випромінювання на теоретично нескінченній відстані від ЛФП. У цьому 
разі положення кромки об'єкта і його проекція на ЛФП перпендикулярні вектору 
оптичного променя. 
 
Рис. 1.13. Вимірювання положення кромки за допомогою джерела 
паралельних променів: 1 - джерело оптичного випромінювання, 2 - ЛФП, 3 - об'єкт, 
4 - освітленість, 5 - випрямляюча лінза. 
 
Другий метод вводить, для спрощення вимірювань, точкове джерело 
оптичного випромінювання, що розташовується на кінцевій відстані від ЛФП. 
Подібне розташування джерела оптичного випромінювання призводить до 
ускладнення алгоритмів опрацювання результатів вимірювань внаслідок зміщення 
між краєм об'єкта та краєм профілю освітленості ЛФП (рис. 1.14). 
 
Рис. 1.14 Принцип вимірювання за допомогою тіні, що проектується на 
ЛФП: 1 - джерело оптичного випромінювання, 2 - ЛФП, 3 - об'єкт, 4 - освітленість, 
a - положення об'єкта, b - положення тіні. 
 
У першому методі представлено алгоритм розрахунку положення об'єкта за 
 27 
інтенсивністю оптичного випромінювання із застосуванням колімувальної лінзи. 
Оскільки кромки об'єкта і його проекція на ЛФП перпендикулярні вектору 
оптичного променя, положення краю в профілі освітленості (xM ) у цьому разі 
дорівнює положенню краю вимірюваного об'єкта (x ):E  
xE  xM                                                                         (1.11) 
Інтенсивність оптичного випромінювання на ЛФП визначається за 
формулою: 
2
I    
                              0 2 2 1
I  C  x   iS  x   1 i ,                         (1.12) 
2   y1    y1  2
де λ - довжина хвилі оптичного випромінювання; y1 - відстань між 
вимірюваним об'єктом і ЛФП; C(α) і S(α) - інтеграли Френеля. 
Аналіз виразу (1.12) показує, що інтенсивність оптичного випромінювання в 
положенні краю вимірюваного об'єкта (x = 0) дорівнює 0.25I0 . 
Порівняльний аналіз вихідного сигналу ЛФП з пороговим рівнем, 
встановленим на 25 %, дає змогу визначити положення краю кромки об'єкта. 
У другому методі застосовується точкове джерело оптичного 
випромінювання, яке розташовується на кінцевій відстані від вимірюваного 
об'єкта. Положення краю кромки об'єкта відрізняється від краю в профілі 
освітленості ЛФП, що зі свого боку спричинить розбіжність оптичних променів, 
випромінюваних джерелом оптичного випромінювання (рис. 1.15). 
Рис. 1.15. Позиції вимірювання при використанні точкового оптичного 
випромінювання: а - одне джерело оптичного випромінювання, б - два джерела 
оптичного випромінювання 
 28 
 
Розрахункове значення положення краю вимірюваного об'єкта xE , у цьому 
разі, визначається залежно від положення джерела оптичного випромінювання L, 
положення краю в профілі освітленості xM , відстані від ЛФП до вимірюваного 
об'єкта y1 , відстані від ЛФП до джерела оптичного випромінювання y2 . 
y1
                                 xE  (L  xM )  x
y M ,                                      (1.13) 
2
Для реалізації цього методу необхідно встановити фактичне значення 
відстані від ЛФП до вимірюваного об'єкта y1 що і є його недоліком. 
Застосування додаткового джерела оптичного випромінювання усуває 
вищевказаний недолік. 
Реалізація алгоритму для визначення положення кромки об'єкта з 
використанням двох точкових джерел оптичних випромінювань складається з двох 
циклів, що чергуються. Під час зміни кожного циклу задіюється тільки одне 
джерело оптичного випромінювання і положення краю об'єкта, що вимірюється, 
визначається: 
L2 x1  L2 x2
                                             xE 
   ,                                          (1.14) 
L2 L1 x1 x2
Очевидно, що в цій інтерпретації методу визначення краю об'єкта, що 
вимірюється, виключено необхідність урахування відстані від об'єкта, що 
вимірюється, до ЛФП, але не виключено його вплив на точність вимірювання. 
Збільшення цієї відстані призводить до зростання похибок вимірювань унаслідок 
збільшення ширини краю в профілі освітленості ЛФП. 
Таким чином, запропоновані в роботі методи забезпечують безконтактне 
вимірювання положення об'єкта використанням ЛФП. Кожен із представлених 
методів називається "тіньовим". 
Перший метод, завдяки використанню колімованого променя, забезпечує 
більш точне визначення положення краю вимірюваного об'єкта, але вимагає 
наявності колімуючої лінзи. 
Другий метод дає змогу здійснити використання простішої конструкції, але 
 29 
ускладнює алгоритм визначення положення краю об'єкта, що вимірюється. 
У всіх випадках діапазон вимірюваних переміщень обмежений довжиною 
ПЗС-датчика. При використанні точкового джерела світла, освітлення ПЗС- лінійки 
здійснюється нерівномірно, що призводить до дифракції світла і, як наслідок, до 
низької точності визначення величини зміщення об'єкта. Нарешті, при впливі 
вібрацій і ударів, похибка вимірювань сягатиме десятків відсотків. 
Зазначених недоліків можна уникнути в разі використання відомого методу 
обчислення координат світлової плями, що проєктується на поверхню ЛФП, під час 
використання так званого центроїд-методу. 
На першому етапі обчислень визначаються номери пікселя ЛФП Xmax , 
амплітуда сигналу в якому відповідає локальному максимуму Amax у межах 
світлової плями на фоточутливій поверхні ЛФП (рис. 1.16). 
 
Рис. 1.16. Розподіл амплітуди напруги за пікселями ЛФП у межах 
світлової плями. 
 
Потім виділяється область з a пікселів до і a пікселів після максимуму. 
Далі для цієї області здійснюється обчислення центру тяжіння оптичної 
плями C, виражене в номері пікселя, за формулою: 
 30 
xmaxa
 (Aii)
 C  iXmaxa
x a                                          (1.15) 
max
 (Ai)
iXmaxa
 
де Ai - амплітуда сигналу з i-го пікселя в околицях плями, Xmax - номер пікселя, 
амплітуда з якого в межах плями максимальна. 
Кількість пікселів a обирається таким чином, щоб охопити всі пікселі 
навколо локального максимуму, амплітуда сигналу з яких помітно перевищує 
початковий (темновий) рівень. 
 
Висновки за розділом 1 
Аналіз вітчизняної та зарубіжної науково-технічної літератури щодо 
конструктивних особливостей, метрологічних характеристик, методів розроблення 
та проєктування пружних чутливих елементів, методів розроблення та 
проєктування вторинних перетворювачів датчиків тисків як елементів систем 
повітряних сигналів дав змогу зробити такі висновки: 
1. Сучасний конструктивний вигляд датчиків статичного і повного 
тисків не задовольняє повною мірою потреби у високоточних, енергоємних і 
малогабаритних датчиках тисків, особливо в цифрових системах повітряних 
сигналів, що стрімко розвиваються, інтегрованих систем резервних приладів і 
безпілотних літальних апаратів з обмеженою енергоозброєністю. 
2. Встановлено основні чинники, що впливають на похибки вимірювань 
з використанням пружних чутливих елементів, зокрема, контактний вплив 
первинного і вторинного перетворювачів тисків, точність перетворення інформації 
сигналу від первинного перетворювача вторинним. 
3. На сьогодні відсутні методики розрахунку пружного чутливого 
елемента датчиків статичного і повного тисків, які б ураховували закономірність 
зміни тиску за висотою (для датчиків статичного тиску) і за швидкістю (для 
датчиків повного тиску), ув'язуючи їх із функціональними можливостями 
 31 
вторинного перетворювача на базі ПЗЗ-лінійок. 
4. З урахуванням досвіду інтеграції відомих пристроїв на базі 
фотоелектронних приймачів у вимірювальну техніку, конструктивний вигляд 
вторинних перетворювачів тисків може бути розширений за рахунок використання 
оптоелектронного перетворювача, що має високу чутливість, мале 
енергоспоживання, малі габарити та масу.  
 
  
 32 
РОЗДІЛ 2 
РОЗРОБЛЕННЯ МЕТОДИКИ РОЗРАХУНКУ ПРУЖНОГО 
ЧУТЛИВОГО ЕЛЕМЕНТА  
 
 
2.1. Математичні залежності пружного чутливого елемента 
 
Фундаментальні засади з розрахунку статичних характеристик ПЧЕ, 
виконаних у вигляді плоских і гофрованих мембран, були закладені Д.Ю. Пановим 
і В.І. Федосьєвим майже 72 роки тому. Рівняння великих статичних прогинів 
мембрани з дуже пологим синусоїдальним гофруванням, запропоновані Д.Ю. 
Пановим, дали змогу отримати статичну характеристику мембрани. Однак, 
результати розв'язання рівнянь давали значну розбіжність від реальних прогинів. 
Значний внесок у розвиток методів статичного розрахунку ПЧЕ, виконаних 
у вигляді гофрованих мембран, зробила Л.Є. Андрєєва. У її роботах визначено 
методику статичного розрахунку ПЧЕ у вигляді мембран з гофруванням довільної 
форми та глибини. Основний розрахунковий вираз:  
pR4  3
0 0
             a b
Eh4 h h3 ,                                         (2.1) 
де, p - тиск за заданого прогину центру мембрани, R - радіус мембрани (рис. 
2.1),0 - прогин центру мембрани, Е - модуль пружності першого роду, а та b - 
коефіцієнти, які залежать від форми профілю мембрани та природи матеріалу, η та 
ξ - коефіцієнти, які залежать від форми профілю та радіуса жорсткого центру. 
Нижче наведено обґрунтування алгоритму, який дає змогу здійснити, з 
урахуванням технічних характеристик вторинного перетворювача, розрахунок 
основних конструктивних параметрів мембранних ПЧЕ практично в усьому 
діапазоні їхніх типорозмірів. 
 33 
 
 
Рис.2.1 Геометричні розміри мембрани: R - робочий радіус мембрани, r - 
радіус жорсткого центру, h - товщина мембрани, 
z - глибина гофри, l - довжина хвилі гофри, φ - кут нахилу хвилі, a - 
ширина трапеції (для трапецеїдального профілю мембрани). 
 
Для врахування технічних характеристик вторинного перетворювача 
задамося порогом чутливості вторинного перетворювача S в мм, а прогин центру 
мембрани уявімо, як: 
0i  Si                                                   (2.2) 
де, i - крок вимірювання, тобто цілочисельні значення від 1 до imax ≈ ω0max /S. 
Під порогом чутливості датчика розуміють мінімальне значення прогину 
жорсткого центру мембрани, що реєструється під час обробки сигналу з ЛФП. 
Перетворюючи вирази (2.1) і (2.2), отримаємо: 
 3
Si Si  Eh4
                                            Pi  a b 
 h h3  R4 ,                                        (2.3) 
 
де, Pi - виміряний тиск на i - кроці вимірювання. 
Значення висоти ��, при заданому значенні статичного тиску P, 
визначається за формулою: 
 R
 P  T0
                                                 H  1 
  
P   ,                                                  (2.4) 
  0  
де, P0 - тиск на опорній висоті в Па, T0 - температура на нульовій висоті в К, 
τ - температурний градієнт у °С/м, R - газова стала в м/°С, Н - висота в м. 
Перетворюючи вирази (2.3) і (2.4), отримаємо: 
 34 
 R
  3
Si  4  
   Si    Eh
a  b   
   h h3 
 R4  T
                      H   0
i  1  ,                                            (2.5) 
  P0   
 
  
  
 
де, Hi - виміряне значення висоти на i - кроці вимірювання. 
Для оцінки похибки вимірювання датчика тиску введемо поняття 
дискретність вимірювання DHi, на i кроці вимірювання 
                                       DHi  Hi1  Hi ,                                                          (2.6)Саме 
цей параметр надалі буде використовуватися як опорний параметр для оцінки 
похибки вимірювання датчика тиску на стадії розроблення пружного чутливого 
елемента. 
Закономірність зміни DHi, у робочому діапазоні висот залежить від 
характеристики пружного чутливого елемента. 
Якщо характеристика пружного чутливого елемента близька до лінійної за 
тиском (рис. 2.2a), то дискретність DHi зі збільшенням висоти значно збільшується, 
що призводить до зниження точності вимірювання. Якщо ж характеристика 
пружного чутливого елемента лінійна за висотою (рис.2.2б), то DHi = const. 
 
а) б) 
Рис. 2.2. Характеристика пружного чутливого елемента: а - лінійна за 
тиском, б - лінійна за висотою. 
 
Змінюючи геометричні розміри пружного чутливого елемента, можна 
 35 
отримати такі його характеристики, які забезпечать задану точність вимірювання 
висоти відповідно до вимог додатка 8 до Норм льотної придатності літаків НЛГС-
3. У разі застосування високочутливих вторинних перетворювачів, якими є 
оптоелектронні пристрої, з'являється можливість збільшити товщину пружного 
чутливого елемента, що позитивно позначиться на його довговічності та 
динамічній стійкості, а також дасть змогу уникнути пружних післядій. 
Аналіз виразів (2.5) і (2.6) показує, що на величину дискретності впливають 
геометричні розміри пружного чутливого елемента, його профіль і матеріал, а 
також значення порога чутливості вторинного перетворювача. Що менший поріг 
чутливості вторинного перетворювача, за інших рівних умов, то меншою є 
величина дискретності і, відповідно, вищою є точність вимірювання. 
Аналогічним чином визначимо дискретність вимірювання для датчика 
швидкості. 
Відомо, що: 
2
                                                                   * c
P  P  ,                                                 (2.7) 
2
де P* - повний тиск, P - статичний тиск, ρ - густина повітря, тоді 
 
2 ( P * -P  
c = ) (2.8) 
 
 
Оскільки в пропонованому датчику для вимірювання статичного і повного 
тисків як опорний тиск використовується вакуум, то пружний чутливий елемент 
має початковий навантажений стан, тобто мембрана прогнута на величину ω0ст під 
дією статичного тиску P. Тоді, перетворивши вирази (2.3) і (2.8), отримаємо: 
 
   0ст  Si 0ст  Si
 3  Eh4 
2  a  b 
 h h3  R4  P

c   
i   ,                           (2.9)  
 c 2
                          P  i
д и н ,                                          (2.10) 
2
 36 
де, P динi - динамічний тиск за швидкості ci  
2
* ci
                                                              Pi  P  ,                                                                               (2.11) 
2
де, P* -i повний тиск при швидкості ci . 
Дискретність вимірювань Dсi при швидкості сi 
                                  Dci  ci1  ci ,                                                                (2.12) 
Запропонована методика дає змогу розраховувати статичні характеристики 
датчиків повного і статичного тисків для мембран із довільним гофруванням і з 
урахуванням технічних характеристик вторинного перетворювача за різних 
значень і закономірностей зміни вимірюваної фізичної величини. 
Далі слід розрахувати максимальне напруження σmax за максимального 
робочого навантаження та коефіцієнт запасу міцності k. 
 
 
2.2. Чисельне моделювання пружних чутливих елементів з 
використанням програмного комплексу АNSYS 
 
Дуже швидкий розвиток обчислювальної техніки призвів до того, що ті 
методики, які вимагали трудомістких і тривалих математичних розрахунків, стали 
неактуальними і не такими точними порівняно з тим, що дають змогу CAE- системи 
інженерного аналізу. 
Відомі CAE-системи інженерного аналізу, такі як ANSYS, ABAQUS, I- 
DEAS, COSMOS, NASTRAN, дають змогу виконати якісне моделювання пружно- 
пластичних деформацій, що виникають під час зовнішнього впливу. Зазначені 
системи дають змогу також представляти відгук системи у вигляді деформації та 
розподілу напружень. 
Використання таких програм прискорює роботу конструкторських бюро і 
скорочує час розробки, знижує вартість виробів і підвищує якість створюваних 
пружних чутливих елементів. 
Одним із найпоширеніших таких комплексів, на сьогоднішній день, є 
 37 
програма ANSYS, що використовує метод кінцевих елементів. 
Цей метод широко використовують для розв'язання складних задач із 
визначення пружно пластичних деформацій, які не мають прямого аналітичного 
розв'язання. 
Основні етапи скінченно-елементного моделювання: 
1. Постановка завдання (вибір математичної моделі). 
2. Розробка (або імпорт) геометричної моделі досліджуваного 
геометричного об'єкта. 
3. Вибір або завдання властивостей матеріалів. 
4. Створення скінченно-елементної моделі (створення сітки). 
5. Завдання граничних умов. 
6. Завдання контактних умов. 
7. Визначення вихідних даних результатів розв'язання. 
8. Рішення. 
9. Аналіз результатів рішення. 
Вкрай важливим етапом у проєктуванні ПЧЕ є розрахунок максимального 
напруження σmax при максимальному робочому навантаженні та коефіцієнт запасу 
міцності k. Саме ці показники відображають здатність пружного чутливого 
елемента зберігати свою працездатність у всьому діапазоні експлуатаційних 
навантажень. 
Для визначення максимальних напружень σmax і коефіцієнтів запасу міцності 
k у програмному комплексі ANSYS Design Modeler розроблено моделі пружних 
чутливих елементів, геометричні розміри яких наведено в таблиці 2.1. 
Для врахування нелінійної залежності між напругою і деформацією 
використовували рівняння Ромберга-Осгуда: 
 
 
 
 
 
 38 
Таблиця 2.1.  
Матеріал і геометричні розміри ПЧЕ. 
№ ПЧЕ Матеріал ПЧЕ Профіль ПЧЕ R, мм h, мм H, мм n, 
шт. 
1 Бронза БрБНТ 1.9 Трапецеїдальний 35,98 0,13 1,088 4 
2 Бронза БpБ2 Синусоїдальний 25 0,22 0,75 3 
3 Бронза БpБ2 Синусоїдальний 23,25 0,145 0,26 6 
4 Бронза БрБНТ 1.9 Синусоїдальний 24,75 0,135 0,4 12 
5 Бронза БpБ2 Пилчастий 27,74 0,15 0,54 5 
6 Бронза БpБ2 Синусоїдальний 24,92 0,13 0,42 8 
 
n
   
                                                                0.002  ,                                                (2.13) 
E  0.2 
де ε - деформація, σ - напруження, E -модуль пружності першого роду, σ0,2 - 
умовна межа плинності, а n виражається як 
  
  
пц
   пц 
                                                n  ln  E  / ln   ,                                          (2.14) 
 0.002
   0.2 
 
де δ - відносне подовження після розриву, σпц - межа пропорційності. Крива 
деформування бронзи БрБ2 представлена на рис. 2.3. 
 
Рис. 2.3. Крива деформування бронзи БрБ2. 
 
Далі слідує передача геометричних моделей в модуль ANSYS Mechanical і 
створення сіткової моделі (рис. 2.4). 
 39 
 
 
 
 
Рис. 2.4. Скінченно-елементна модель 
 
Завдання граничних умов: жорстке закладення (Fixed Support) по краях 
гофрованої мембрани (вісь Z), зверху (вісь Y) діє рівномірно розподілений тиск 
(Pressure) величиною 0,107 МПа (для датчика статичного тиску) (мал. 2.5а) та 0,131 
МПа (для датчика повного тиску) з кроком прикладання навантаження 0,005 МПа 
(мал. 2.5б). 
 
а)                                                                   б) 
Рис. 2.5. Граничні умови: а - жорстке закладення (Fixed Support) по краях 
гофрованої мембрани (вісь Z), зверху (вісь Y) діє рівномірно розподілений тиск 
(Pressure). 
 
Рішення. У результаті роботи програми отримано відгук системи у вигляді 
полів деформації (рис. 2.6а), розподілу напружень (рис. 2.6б), а також отримано 
значення коефіцієнтів запасу міцності (рис. 2.6в). 
 
 
 
 
 
 40 
 
 
a) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
б) 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
в) 
 
 
 
 
 
 
 
 
Рис. 2.6. Результат розв'язання: а - розподіл полів деформації, б - розподіл 
полів еквівалентних напружень, в - розподіл полів із коефіцієнтом запасу міцності. 
 41 
2.3. Розроблення узагальненого алгоритму пружних чутливих 
елементів  
 
На рис. 2.7 графічний інтерфейс користувача програми, розробленої на мові 
програмування C++, що реалізує алгоритм розрахунку ПЧЕ. 
 
 
Рис. 2.7. Графічний інтерфейс користувача програми - введення вихідних 
даних. 
 
Крім того, програма дає змогу здійснювати графічне доведення (рис.2.8) 
характеристик мембранних ПЧЕ варіацією вихідних даних. 
 
Рис. 2.8. Графічний інтерфейс користувача програми - графічне доведення. 
 
Узагальнений алгоритм розрахунку має такий вигляд: 
 42 
1. Введення вихідних даних. 
1.1. Матеріал і розміри. 
1.1.1. Матеріал ПЧЕ: E, µ (коефіцієнт Пуассона). 
1.1.2. Геометричні розміри та профіль ПЧЕ: R, h, r0 , z, кількість гофр n. 
1.2. Поріг чутливості вторинного перетворювача S. 
1.2. Вибір розрахункової схеми. 
2.2.1. Датчик статичного тиску. 
2.2.2. Датчик повного тиску. 
1.3. Зовнішні умови під час вимірювання: 
3.1. Якщо обрано п. 2.2.1., введіть P0 , R, T0 , τ, Hmin або Pmax . 
3.2. Якщо обрано п. 2.2.2., введіть P0 , ρ, cmax або P динmax . 
4. Рішення. 
4.1. Обчислення коефіцієнтів: k1, k2, α, a, b, η, ξ. 
4.2. Якщо обрано п. 2.2.1., обчислення зі збереженням значень Pi , ω0i , Hi і 
DHi у масиві даних за i від 1 до imax = ω0max /S де, ω0max = f(P ).max 
4.3. Якщо обрано п. 2.2.2., обчислення зі збереженням значень Pi , ω0i , ci і Dci 
у масиві даних за i від 1 до imax = ωmax /S де, ωmax = f (P динmax ). 
5. Вихідні дані. 
5.1. Отримання графічних залежностей: 
5.1.1. Якщо обрано п. 2.1. ω0 = f(P), ω0 = f(H), DH = f(H). 
5.1.2. Якщо обрано п. 4.2. ω0 = f(Pдин ), ω0 = f(с), Dc = f(с). 
5. 2. Виведення значень у таблицю (рис. 2.9), що містить: 
5.2.1. Якщо обрано п. 4.1.: i, Pi , ω0i , Hi , DHi . 
5.2.2. Якщо обрано п. 4.2.: i, Pi , ω0i , сi , Dсi . 
6. Аналіз отриманих результатів. 
6.1. Якщо DHi (Dсi ) не забезпечує необхідну точність вимірювання 
(відповідно до вимог НЛГС-3), то перехід до п. 2. 
7. Збереження результатів у текстовий файл. 
 43 
 
Рис. 2.9. Графічний інтерфейс користувача програми - виведення результатів 
у табличному вигляді. 
 
Далі слідує розрахунок максимальних напружень σmax за максимального 
робочого навантаження і коефіцієнта запасу міцності k. Перевірка умови 
забезпечення оптимальних робочих напружень σmax ≤ і коефіцієнта запасу міцності 
k> ( - нормативний коефіцієнт запасу міцності) методом скінченних елементів із 
використанням програмного комплексу ANSYS. Якщо σmax ≥ або k <, перехід до п. 
1.1. алгоритму. 
Нормативний коефіцієнт запасу міцності призначається на підставі наявного 
досвіду експлуатації пружних чутливих елементів. У виробах загального 
машинобудування застосовують = 1,3 - 2,2. 
 
 
2.4. Порівняльна оцінка результатів математичного моделювання  
 
Під час розрахунків пружних чутливих елементів для датчика статичного 
тиску розглядали діапазон висот від мінуса 500 м до 20000 м. Значення порога 
чутливості датчика приймали S = 0,001. 
У таблиці 2.2 подано значення дискретності вимірювання за висотами, а 
також мінімальний виміряний тиск P1 і максимальний прогин мембрани ω0max . З 
 44 
таблиці видно, що ПЧЕ № 2 і № 5, за цієї дискретності вимірювання, забезпечують 
необхідну точність вимірювання, що відповідає вимогам 
Таблиця 2.2. 
Дискретність вимірювання за висотами 
Дискретність вимірювання за діапазонами висот   
Мінімальний Максимальний 
виміряний тиск P1, прогин 
Па жорсткого центру 
ω0max, мм 
2 10 10 12 14 18 24 35 62 66,48 1,024 
3 18 18 18 19 19 19 20 22 16,83 1,245 
5 9 9 9 9 9 10 11 16 20,53 2,085 
 
НЛГС-3. 
Під час розрахунків пружних чутливих елементів для датчика повного тиску 
розглядали діапазон швидкостей від 0 до 800 км/год. Значення порога чутливості 
датчика приймали S = 0,001. 
У таблиці 2.3 подано значення дискретності вимірювання за швидкостями 
польоту. 
Таблиця 2.3.  
Дискретність вимірювання повітряної швидкості 
№ ПЧЕ Дискретність вимірювання повітряної швидкості 
50 80 100 150-200 250 300 350-450 500 550-600 650 700 750 800 
1 7,4 4,8 3,8 2 1,62 1,36 1,17 0,87 0,73 0,69 0,65 0,62 0,59 
4 25 16 13 7,6 6 5 3,6 3,2 2,8 2,7 2,5 2,4 2,3 
6 22 17 12 6 5,6 4,7 4,1 3,5 2,6 2,47 2,33 2,2 2,1 
Розроблювані ПЧЕ та їхні найкращі зразки мають похибку не більше ніж 0,01 
- 0,02 % від діапазону вимірювання статичного і повного тисків. 
Точність датчиків статичного і повного тисків має забезпечувати високу 
точність визначення висотно-швидкісних параметрів ПС відповідно до 
міжнародних вимог. 
№ ПЧЕ 
-500-0 м. 
0-600 м. 
600-3000 м. 
3000-6000 м. 
6000-9000 м. 
9000-12000 м. 
12000-15000 м. 
15000-20000 м. 
 45 
Така висока точність до датчиків пред'являється у зв'язку з необхідністю 
обчислень параметрів руху на рівні, який відповідає міжнародним вимогам. 
У таблиці 2.4 подано результати розв'язання пружно-пластичних задач 
методом скінченних елементів. 
Таблиця 2.4. 
Результати розв'язання методом кінцевих елементів 
  Equivalent stressSafety factor (коефіцієнт 
№ ПЧЕ Сумарна (еквівалентне запасу міцності) 
деформація (ω0max , напруження) 
мм) напруження), 
МПа 
1 4,7407 1185,2 1,01 
2 1,037 705,75 1,7 
3 1,58 614,52 1,95 
4 2,16 716,12 1,68 
5 1,364 544 2,2 
6 1,676 790,36 1,52 
 
Достовірність результатів чисельного моделювання аналітичним методом, 
розробленим автором, підтверджується результатами чисельного моделювання 
методом скінченно-елементного моделювання. На рис. 2.10 - 2.12 представлено 
порівняльні результати обчислень прогинів мембрани з використанням 
програмного комплексу ANSYS і отриманих аналітичним методом. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 46 
 
 
а)                          б) 
Рис. 2.10. Результати моделювання статичної ПЧЕ: a - ПЧЕ № 1, б - ПЧЕ № 1. 
ПЧЕ № 2. 
а) б) 
Рис. 2.11. Результати моделювання статичної характеристики 
ПЧЕ: a -ПЧЕ № 3, б - ПЧЕ № 4. 
 
а)                              б) 
Рис. 2.12. Результати моделювання статичної характеристики пружних 
чутливих елементів: a - ПЧЕ № 5, б - ПЧЕ № 6. 
 47 
Розбіжність результатів чисельного моделювання статичної характеристики 
ПЧЕ методом скінченних елементів та аналітичним методом, становить - не більше 
9 %. 
 
Висновки за розділом 2 
Виконано аналіз наявних методик чисельного моделювання статичних 
характеристик ПЧЕ датчиків тисків, за результатами якого встановлено, що наявні 
методики розрахунку ПЧЕ не враховують закономірність зміни статичного та 
повного тисків залежно від висоти та швидкості польоту повітряного судна, крім 
того, не враховують функціональні можливості вторинного перетворювача. 
Розроблено математичні залежності, що забезпечують розрахунок ПЧЕ з 
урахуванням: 
– закономірності зміни тиску за висотою польоту повітряного судна, 
– закономірності змінюючи тиску за швидкістю польоту повітряного судна, 
– функціональних можливостей вторинного перетворювача тисків, зокрема, 
для попереднього оцінювання характеристик точності датчиків тисків на етапі 
проектування ПЧЕ, як критерій запропоновано параметр 
- поріг чутливості вторинного перетворювача. 
Розроблено узагальнений алгоритм розрахунку ПЧЕ на основі отриманих 
математичних залежностей і скінченно-елементного моделювання пружно- 
пластичних деформацій з використанням програмного комплексу ANSYS, що 
забезпечує врахування потрібних характеристик точності розроблюваних датчиків 
тисків та характеристик міцності ПЧЕ за критеріями еквівалентної напруги і 
коефіцієнта запасу міцності. 
На основі узагальненого алгоритму розроблено програму для ЕОМ мовою 
програмування C++, що забезпечує: 
– розрахунок статичних характеристик ПЧЕ, 
– комплексну оцінку характеристик точності датчика тисків з урахуванням 
закономірності зміни вимірюваних тисків і порога чутливості вторинного 
перетворювача для різних зразків мембранних ПЧЕ, 
 48 
– графічне доведення характеристик ПЧЕ і характеристик точності датчика 
тиску загалом. 
 
Проведено порівняльну оцінку результатів чисельного моделювання 
статичних характеристик ПЧЕ, отриманих аналітичним методом і методом 
скінченно-елементного моделювання, встановлено, що розбіжність у визначенні 
прогину жорсткого центру мембрани не перевищує 15 %. 
Таким чином, уперше розроблено математичні моделі взаємозв'язків 
інформаційних елементів із процедурами опрацювання даних, які отримують під 
час деформації ПЧЕ та спричинені зміною статичного й повного тисків, які 
вирізняються тим, що в них ураховується поріг чутливості (або крок дискретизації) 
вторинного перетворювача. 
Розроблена методика математичного моделювання статичної 
характеристики ПЧЕ, що враховує функціональні можливості вторинного 
перетворювача і закономірність зміни статичного та повного тисків, може бути 
використана під час оцінювання характеристик точності датчиків тисків на етапах 
попереднього проектування ПЧЕ. 
 
  
 49 
РОЗДІЛ 3 
РОЗРОБКА АПАРАТНО-ПРОГРАМНОГО КОМПЛЕКСУ ДЛЯ 
ОЦІНЮВАННЯ МЕТРОЛОГІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДАТЧИКІВ 
ТИСКІВ 
 
 
3.1 Структура апаратно-програмного комплексу 
 
На сучасному етапі розвитку елементів і пристроїв обчислювальної техніки 
та систем керування під час проведення наукових експериментів виникає потреба 
в автоматизованих експериментальних установках. Ця потреба виникає не тільки 
при створенні нового обладнання, а й при модернізації вже наявного. І в першому, 
і в другому випадках експеримент не можна вважати актуалізованим, якщо процеси 
вимірювання та первинного оброблення експериментальних даних не 
автоматизовані. На ринку досить велика кількість автоматизованих систем, цільове 
призначення яких - керування механічними та електричними складовими 
автоматизованих установок, збирання та оброблення даних. 
Однак пропоновані рішення за своїми функціональними можливостями є 
надлишковими та мають високу вартість і, як правило, націлені на промислове 
застосування. Крім того, з огляду на специфіку проведення наукових 
експериментів, особливо, коли це стосується оригінальних рішень, доцільним є 
розроблення цільових автоматизованих систем керування та оброблення 
експериментальних даних, що дасть змогу забезпечити високий ступінь інтеграції 
досліджуваного об'єкта й автоматизованої системи. 
У рамках цієї роботи автором розроблено цільовий апаратно-програмний 
комплекс (далі - АПК), що включає набір апаратних і програмних засобів, які 
забезпечують автоматизацію процесу експериментальних досліджень датчика 
тисків на основі лінійки фотоелектронних приймачів. 
Структурну схему розробленого АПК представлено на рис. 3.1. 
 
 50 
 
Рис. 3.1. Структурна схема апаратно-програмного комплексу. 
 
Виділимо основні етапи розробки АПК: 
1. Вибір апаратних частин і розробка логіки роботи програмної частини 
АПК для вбудованих систем, що забезпечують: 
– генерацію керуючих імпульсів для лінійки фотоелектронних приймачів, 
– оцифрування вихідного сигналу лінійки фотоелектронних приймачів, 
– обробку цифрового сигналу, що надходить від цифрового мікрометра, 
– оцифрування вихідного сигналу тензометричного датчика тисків, 
– взаємодія між обчислювальними пристроями блоку керування та 
обробки даних, 
– обмін даними між блоком керування і персональним комп'ютером (ПК). 
2. Розроблення логіки роботи програмної частини АПК для ПК, що 
забезпечує збирання, опрацювання та візуалізацію контрольованих параметрів, а 
також введення і передавання в блок керування та опрацювання даних значень 
вимірюваних параметрів. 
 
 
3.2. Апаратні засоби апаратно-програмного комплексу 
 
АПК, у загальному випадку, містить електронні та механічні частини 
обчислювальних пристроїв, що входять до складу системи, без урахування 
програмного забезпечення. 
АПК класифікують як внутрішні та зовнішні пристрої. Узгодження між 
окремими вузлами та блоками виконується апаратними інтерфейсами. Апаратні 
 51 
інтерфейси розробляються відповідно до вимог чинних стандартів. 
Далі розглянемо більш детально апаратні частини цільового АПК (рис. 3.1). 
Досліджуваним об'єктом є складова частина цільового АПК, датчик тиску на основі 
ЛФП, більш детально його конструктивні особливостіописано в підрозділі 3.2.1. 
Тензометричний датчик тиску є апаратною частиною АПК і 
використовується для оцінювання характеристик точності датчика тиску на основі 
ЛФП, за параметром тиску. Характеристики п'єзоелектричного датчика тиску та 
їхні значення наведено в таблиці 3.1 
Таблиця 3.1.  
Характеристики п'єзоелектричного датчика тиску 
 
З таблиці 3.1 видно, що вихідна напруга датчика тиску лежить у межах 0 - 4,5 
В. Наразі більшість мікросхем, зокрема й мікросхема STM32, живляться напругою 
в межах від 1,8 до 3,3 В, відповідно й опорна напруга аналого- цифрового 
перетворювача лежить у тих самих межах. У зв'язку з цим, виникає завдання 
узгодження вихідної напруги п'єзоелектричного датчика тиску з максимально 
допустимою вхідною напругою мікроконтролера. Для розв'язання цього завдання 
застосовано дільник напруги на резисторах, електричну схему якого представлено 
рис. 3.2. 
 
 
 
Рис. 3.2. Електрична схема підключення датчика тиску. 
 
 52 
Наступним апаратним компонентом АПК є цифровий мікрометр, який слугує 
для оцінки характеристик точності переміщення геометричного центру ПЧЕ 
датчика тиску на основі ЛФП. 
Характеристики мікрометра представлені в таблиці 3.2. 
Таблиця 3.2.  
Характеристики мікрометра 
 
На логічних виходах мікрометра (рис. 3.3) Clock і DATA значення напруг не 
перевищують 1,25 - 1,3 В, тому для узгодження логічних виводів мікроконтролера 
розроблено схему підсилювача на транзисторах. 
 
Рис. 3.3. Електрична схема підключення мікрометра. 
 
Для керування перепадом тисків у складі апаратної частини АПК є 
пневматична система. Функціонально система містить блок живлення, 
електроприводний насос, електромагнітний клапан і релейний модуль. Керування 
системою здійснює блок керування та обробки даних. 
Структурну схему пневматичної системи подано на рис. 3.4. 
 53 
 
 
Рис. 3.4. Структурна схема пневматичної системи. 
 
Електрична схема з'єднання елементів пневматичної системи представлена 
на рис. 3.5, характеристики наведено в таблиці 3.3. 
 
 
Рис. 3.5. Електрична схема пневматичної системи. 
 
Таблиця 3.3. 
Характеристики пневматичної системи 
 
 54 
Ключовою складовою частиною АПК є блок керування та обробки даних. 
Його структурну схему представлено на рисунку 3.6. 
 
Рис. 3.6. Структурна схема блока керування та обробки даних. 
 
Технічні дані мікроконтролера STM32F4 представлені в таблиці 3.4. 
Таблиця 3.4. 
Характеристики мікроконтролера STM32F407VE 
 
Більш детально о конструктивні особливості блоку керування і обробки 
даних описано в підрозділі 3.2.2. 
Крайньою частиною АПК є ПК, що забезпечує збір, оброблення та 
візуалізацію контрольованих параметрів, а також введення і передавання в блок 
 
 55 
управління та обробки даних значень значень змінюваних параметрів. 
Вимоги до ПК як апаратної частини АПК сформовані з умови підтримки 
середовища розроблення LabVIEW і представлені в таблиці 3.5. 
Таблиця 3.5.  
Вимоги до ПК 
 
Технічні дані мікроконтролера ATmega328P представлені у таблиці 3.6. 
Таблиця 3.6.  
Характеристики мікроконтролера ATmega328P 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 56 
Датчик тиску на основі лінійки фотоелектронних приймачів 
Розроблено та виготовлено датчик (рис.3.7а), що складається з корпусу 1, 
нижнього 4 і верхнього 9 стяжних кілець, які забезпечують фіксацію мембрани 8 за 
допомогою стяжних гвинтів 10. До нижньої частини мембрани за допомогою гайки 
фіксується шторка з прорізами 5, верхня кришка датчика 12 кріпиться до верхнього 
фланця корпусу 1 гвинтами 12, забезпечуючи фіксацію в корпусі мембрани (рис. 
3.7.). 
а)                                       б) 
Рис. 3.7. Конструкція датчика тисків на основі ЛФП: а - 3D складальний 
макет, б - макет датчика в зборі. 
1 - корпус датчика, 2 - кронштейн кріплення електронної плати лінійки 
фотоелектронних приймачів, 3 - гвинт кріплення кронштейна, 4 - нижнє стяжне 
кільце, 5 - шторка з прорізами, 6 - гайка кріплення шторки, 7 - шайба, 8 - 
мембрана, 9 - верхнє стяжне кільце мембрани, 10 - стяжний гвинт, 11 - верхня 
кришка датчика, 12 - гвинт кріплення кришки. 
 
До нижнього фланця датчика за допомогою гвинтів кріпиться нижня кришка 
датчика. 
Крім того, в нижній частині датчика є два отвори для встановлення 
п'єзоелектричного датчика тиску і штуцера пневматичної системи. 
На кронштейні 2 закріплена електронна плата (рис. 3.8а) ЛФП типу ILX554B. 
Електронна плата встановлена симетрично прорізам на шторці, 
забезпечуючи формування оптичних плям на ЛФП від джерел оптичного  
 57 
випромінювання (світлодіодів), розташованих на протилежній частині 
корпусу щодо електронної плати ЛФП. 
а)                                           б) 
Рис. 3.8. Електрична схема датчика: 
а - плата, б - електрична схема датчика. 
 
На рисунку 3.9 представлено фото датчика тиску в зборі. 
 
Рис. 3.9. Фото датчика. 
 
 
Блок управління та обробки даних елементів і пристроїв первинної 
інформації комплексу 
У складі блока керування й оброблення даних використовуються 
мікроконтролери STM32F407VET6 і ATmega328P, призначені для роботи як 
вбудовані системи, що забезпечують автоматизацію процесів збирання й 
 58 
оброблення даних у складі АПК. 
Функціонально, мікроконтролер STM32F407VET6 в складі АПК забезпечує: 
- формування керуючих електричних імпульсів для ЛФП типу ILX 554B, 
- оцифрування вихідного сигналу ЛФП типу ILX 554B, 
- оцифрування вихідного сигналу п'єзоелектричного датчика тисків, 
- формування керуючих електричних імпульсів для елементів, що керують 
пневматичної системи, 
- обробку вихідного цифрового сигналу мікроконтролера ATmega328P, 
- математичну обробку сигналів і обмін даними з ПК. 
Призначення мікроконтролера ATmega328P, як елемента АПК, перетворення 
протоколу DIGITAL PROTOCOL у протокол RS232. 
Електричну схему блока керування та обробки даних подано на рис. 3.10. 
 
Рис.3.10. Електрична схема блока керування та обробки даних 
 
Для під'єднання до блоку керування й оброблення даних апаратних 
компонентів АПК і ПК у його складі є вузол комутації, що складається з п'яти USB 
 59 
роз'ємів. 
 
 
3.3. Програмна частина апаратно-програмного комплексу 
 
Програмна частина цільового АПК представляє собою комплекс даних, що 
обробляють та інтерпретують, зібраних апаратною частиною. 
Програмна частина включає в себе: 
а) програмне забезпечення блоку управління та обробки даних: 
- програмне забезпечення для мікроконтролера STM32F4, 
-програмне забезпечення для мікроконтролера ATmega328P, б) програмне 
забезпечення для персонального комп'ютера. 
Принцип роботи блоку програмного забезпечення тісно пов'язаний з 
архітектурою АПК. 
Під час розроблення програмної частини АПК використовували інтегроване 
середовище розробки Keil uVision 5, середовища програмування Arduino IDE і 
середовище LabVIEW 2016. 
Принципову схему взаємодії програмного забезпечення АПК подано на 
рис.3.11. 
 
 
Рис. 3.11. Структурна схема взаємодії програмного забезпечення АПК. 
 
 
 
 
 60 
3.4. Теоретичні аспекти керування та оброблення даних лінійок 
фотоелектронних приймачів 
 
Під час проведення експерименту з датчиком тиску на базі оптоелектронного 
перетворювача, використовується ЛФП типу ILX544B і мікроконтролер STM32F4. 
На рис. 3.12 представлено схему керування ЛФП типу ILX544B. 
 
 
 
 
Рис. 3.12. Схема керування ЛФП типу ILX544В. 
 
Відповідно до схеми, кожному імпульсу зчитування CLK відповідає сигнал з 
одного пікселя, що надходить на вихід ILX544В. Перед початком кожного циклу 
опитування ЛФП формується імпульс скидання ROG. Між двома імпульсами ROG 
має бути така кількість імпульсів CLK, яка забезпечує зчитування всіх робочих і 
технічних пікселів. 
У результаті впливу оптичних плям на поверхню ЛФП, на його виході 
відбувається зміна амплітуди напруги в часі. 
Структуру вихідного сигналу Vaut подано на рис. 3.13. 
Автором розроблено різні способи обчислення значень тисків при 
використанні сигналів на виході ЛФП. 
У першому способі обчислення координат світлової плями можна 
використовувати так званий центроїд метод, що забезпечує обчислення значення 
 61 
координати "центру ваги зображення" світлової плями. Алгоритм, що реалізує ці 
обчислення, може бути реалізовано таким чином. 
 
 
 
 
Рис. 3.13. Структура вихідного сигналу ЛФП. 
 
Спочатку визначаються номери n пікселів Nmax_n , амплітуда сигналу з яких 
відповідає локальним максимумам у межах кожної з n світлових плям на 
фоточутливій поверхні ЛФП. Потім виділяється область з M/2 пікселів до і M/2 
пікселів після максимуму. І для цієї області здійснюється обчислення координати 
максимуму сигналу, виражене в номері пікселя, за формулою: 
Nmax_ M
n 2
 Ai i
iN M
maxn
MAX 2
n  M ,                                           (3.1) 
Nmax_ n 2
 Ai 
iN M
max n 2
де MAXn - координата максимуму n-ї світлової плями на оптичній лінійці, Ai 
- амплітуда сигналу з i-го пікселя в околицях n-ї плями, Nmax_n - номер пікселя, 
амплітуда з якого в межах n-ї плями максимальна. Кількість пікселів M/2 
обирається таким чином, щоб охопити всі пікселі навколо локального максимуму, 
амплітуда сигналу з яких помітно перевищує початковий (темновий) рівень. 
Таким чином, у результаті обчислень у пам'яті мікроконтролера 
 62 
міститиметься n значень MAXn , що відповідають вихідному значенню координат 
світлових плям. Під час зміни статичного (P) тиску мембрана анероїдного 
чутливого елемента деформуються, внаслідок чого відбувається переміщення всіх 
світлових плям, пропорційне зміні тиску. Обчислення за формулою (3.1) нових 
значень координат світлових плям дає змогу визначити зміну тиску за величиною 
зсуву мембрани щодо вихідного значення: 
∆��n (��) = ��n × (������n (��) - ������n (0)) ,                    (3.2) 
де ΔPn (t) - поточне значення зміни тиску, визначене зсувом n-ї плями, MAXn 
(t) - координата максимуму n-ї світлової плями на ЛФП у поточний момент часу t, 
MAXn (0) - вихідне значення координати n-ї світлової плями, kn - калібрувальний 
коефіцієнт, що пов'язує координати n-ї плями, виражений у пікселях, зі зміною 
статичного тиску. З урахуванням того, що відстань між шторкою і ЛФП набагато 
менша, ніж відстань між шторкою і джерелом випромінювання, значення 
калібрувальних коефіцієнтів kn для всіх n світлових плям у першому наближенні 
можна вважати рівними. Для підвищення точності вимірювання зміщення 
мембрани пропонується усереднювати результати вимірювання зміни тиску, 
отримані для всіх n плям: 
Pст t 
                                                    P  
t   n n ,                                                 (3.3) 
n
Другий спосіб відрізняється тим, що виконується визначення координат 
оптичної плями за заданим значенням амплітуди сигналу. Алгоритм, що реалізує 
ці обчислення, організовано таким чином. Спочатку визначається номер пікселя 
N1_n, амплітуда сигналу якого близька до заданого значення по фронту сигналу і, 
аналогічно, номер пікселя N2_n на спаді сигналу. Ці обчислення проводяться для 
всіх n світлових плям. Центральний піксель світлової плями визначається: 
                                       Naver  N1_ n  N2 _ n / 2 ,                                            (3.4) 
Потім виділяють ділянку з M/2 пікселів до і M/2 пікселів після Naver. 
Перетворивши вираз (11), отримали: 
 63 
M
Naver _ n
2
 Ai  i
M
iNaver _ n
                                              MAXn 
2 ,                                                (3.5) 
M
Naver _ n
2
 Ai 
M
iNaver _ n
2
 
 
де Naver_n - номер центрального пікселя n-ї світлової плями. 
В третьому способі обчислення координат світлового плями можна 
використовувати вимір зміщення плям щодо першого пікселя ЛФП. Алгоритм, що 
реалізує ці обчислення, може  бути реалізовано в такий 
спосіб. Спочатку визначаються номери n пікселів Nmax_n , амплітуда сигналу 
з яких відповідає локальним максимумам у межах кожної з n світлових плям на 
фоточутливій поверхні ЛФП. Далі, під час обчислення нових значень, Nmax_n дає 
змогу визначити зміну тиску за величиною зміщення мембрани щодо 
вихідного значення: 
∆��n (��) = ��n × (��max_n(��) - ��max_n(0)) , (3.6) де ΔPn (t) - поточне значення 
вимірюваного тиску, визначене зміщенням n-ї плями, ��max_n(��) - координата 
максимуму n-ї світлової плями на ЛФП у поточний момент часу t, ��max_n(0) - 
вихідне значення координати n-ї світлової плями, kn - калібрувальний коефіцієнт, 
що зв'язує координати n-ї плями, виражений у пікселях, зі зміною статичного або 
повного тисків. 
Четвертий спосіб відрізняється тим, що визначається номер пікселя N_n, 
амплітуда сигналу якого близька до заданого значення по фронту (або на спаді) 
сигналу. 
Ці обчислення проводяться для всіх n світлових плям. 
Далі, обчислення нових значень N_n дає змогу визначити зміну тиску за 
величиною зміщення мембрани відносно вихідного значення: 
                    ∆��n (��) = ��n × (��_��(��) - ��_��(0)) ,                                         (3.7) 
де ΔPn (t) - поточне значення вимірюваного тиску, що відповідає зміщенню 
n-ї плями, ��_��(��) - координата максимуму n-ї світлової плями на ЛФП у поточний 
 64 
момент часу t, ��_��(0) - вихідне значення координати n-ї світлової плями, kn - 
калібрувальний коефіцієнт, що пов'язує координати n-ї плями, виражений у 
пікселях, зі зміною статичного або повного тисків. 
У п'ятому способі обчислення координат світлової плями можна 
використовувати тимчасове зміщення Tn від початку опитування ЛФП до n-ї 
оптичної плями. 
Далі, обчислення нових значень, Tn дає змогу визначити зміну тиску за 
величиною часового зсуву відносно вихідного значення: 
∆��n (��) = ��n × (����(��) - ����(0)) ,                               (3.8) 
де ∆��n (��) - поточне значення вимірюваного тиску, визначене тимчасовим 
зсувом n-ї плями, ����(��) - тимчасове зміщення до n-ї світлової плями на ЛФП у 
поточному циклі i, ����(0) - вихідне тимчасове зміщення до n-ї світлової плями, kn 
- калібрувальний коефіцієнт, що пов'язує координати n-ї плями, виражений у 
пікселях, зі зміною статичного і повного тисків. 
 
 
3.5. Розроблення алгоритмів керування та опрацювання даних лінійки 
фотоелектронних приймачів 
 
Завдання з управління та обробки даних ЛФП покладено на мікроконтролер 
STM32F4 і його програмне забезпечення. 
Виходячи з принципу дії ЛФП, під час реалізації алгоритму керування й 
оброблення даних розв'язано два завдання: формування керівних імпульсів і 
оброблення даних. 
Важливим завданням під час розроблення алгоритмів керування й 
оброблення сигналу, що надходить із ЛФП, є синхронізація імпульсів CLK і 
перетворень АЦП. Саме точність синхронізації визначатиме точність і 
повторюваність експерименту. 
Далі розглянемо різні варіанти здійснення цього завдання. Принцип 
реалізації програмного забезпечення мікроконтролера 
 65 
STM32F4 представлений у вигляді спрощеної блок-схеми на малюнку 3.14. 
На рис. 3.14а представлено блок-схему логіки роботи арифметично- 
логічного пристрою (далі - АЛУ) мікроконтролера. Умовно виділено три програмні 
модулі, кожен з яких виконує свою функцію. 
 
 
 
 
a) б) 
Рис. 3.14. Принцип реалізації програмного забезпечення 
мікроконтролера STM32F4 
а - логіка роботи АЛУ, б - активні переривання 
 
Програмний модуль 1 виконує обробку даних, отриманих після оцифрування 
сигналу з ЛФП. 
Програмний модуль 2 виконує запуск перетворення аналогового сигналу з 
п'єзоелектричного датчика тиску в цифровий код зі збереженням його значень. 
Програмний модуль 3 здійснює передавання даних на ПК з використанням 
контролера універсального асинхронного приймача-передавача (далі - УАПП) з 
використанням контролера прямого доступу до пам'яті (далі - ПДП). 
На рисунку 3.14б представлено перелік задіяних подій контролера вкладених 
векторних переривань (далі - КВВП). При цьому, залежно від застосовуваного 
алгоритму керування та обробки аналогового сигналу ЛФП, деякі з них можуть не 
використовуватися. З цієї ж причини змінюється програмний модуль 1, тоді як 
 66 
програмні модулі 2 і 3 залишаються незмінними. 
Далі представлено різні варіанти алгоритмів керування й оброблення 
аналогового сигналу ЛФП. 
 
Розроблення алгоритмів керування та опрацювання даних лінійки 
фотоелектронних приймачів із використанням як генератора 
синхроімпульсів зовнішні переривання АЦП 
У першому алгоритмі для формування синхроімпульсів CLК 
використовуються переривання АЦП (рис. 3.15a), а для імпульсів ROG 
переривання DMA (рис. 3.15б). Чергове перетворення АЦП починається за 
тригером від таймера збереження оцифрованих значень сигналу в масиві даних з 
використанням контролера ПДП. 
 
а)                                      б) 
Рис. 3.15. Активні переривання: 
a - обробник переривань АЦП, б - обробник переривань ПДП. 
 67 
У разі виникнення переривання ПДП, після заповнення всього буфера, дані 
копіюються в іншу ділянку пам'яті, оскільки під час наступного циклу опитування 
ЛФП відбувається перезапис буфера ПДП. 
Логіка роботи АЛУ представлена у вигляді спрощеної блок-схеми на рис. 3.16. 
 
 
Рис. 3.16. Блок-схеми логіки роботи АЛУ з усередненням вибірок. 
 
Для підвищення точності вимірювань, що здійснюються з використанням 
ЛФП, доцільно виконувати усереднення вибірок. З цією метою результати 
математичного опрацювання зберігаються в масиві даних, розмірність якого 
відповідає заданій кількості усереднень. 
Крім цього, очікується підвищення точності вимірювань, яке досягається за 
рахунок того, що під час опитування ЛФП, АЦП здійснює подвійне перетворення. 
У другому алгоритмі, у разі використання кількох оптичних плям, для підвищення 
ефективності роботи АЛУ, доцільно використовувати й обробник переривання по 
заповненню половини буфера ПДП. У цьому разі логіка роботи обробників 
переривання ПДП має такий вигляд (рис. 3.17). 
 
 
 68 
 
Рис. 3.17. Обробник переривань ПДП. 
 
Завдання програмного модуля 1, у цьому випадку, полягає у відстеженні 
"прапорів" готовності даних. Його логіку роботи представлено на рис 3.18. 
Під час реалізації цього алгоритму, оптичні плями в процесі переміщення 
поверхнею ЛФП не повинні опинитися одночасно на першій і другій половині 
ЛФП. Конструктивно можна домогтися того, щоб переміщення оптичних плям 
відбувалося тільки на своїй половині ЛФП, або під час опрацювання першої 
половини буфера ПДП виконувати перевірку на перетин оптичною плямою 
середини ЛФП, і в разі перетину, копіювати дані, яких не вистачає, з буфера DMA 
за умови, що дані оновлені. 
Ці алгоритми дають змогу отримати високий ступінь синхронізації імпульсів 
 69 
CLK і перетворень АЦП. 
 
Рис. 3.18. Блок-схема роботи АЛУ 
 
У третьому алгоритмі враховуються початкові положеннях оптичних плям, 
завдяки використанню "лічильників" перетворень АЦП у його обробнику 
переривань. 
При цьому відсутні обмеження на розташування оптичних плям на поверхні 
ЛФП. Логіка роботи обробника переривань АЦП і ПДП (DMA) матиме такий 
вигляд (рис. 3.19). 
 70 
 
Рис. 3.19. Оброблювач переривань АЦП і ПДП(DMA): 
a - обробка переривання АЦП, б - обробка переривання ПДП(DMA). 
 
Недоліком цього алгоритму є збільшення часу опрацювання переривань, що 
зі свого боку накладає обмеження на час формування імпульсу CLK. 
 
Розроблення алгоритмів керування й опрацювання даних лінійки 
фотоелектронних приймачів із використанням як джерел синхроімпульсів 
генератора широтно-імпульсної модуляції 
У розглянутих раніше алгоритмах використання множинних переривань 
АЦП знижує ефективність роботи АЛУ і накладає обмеження на час формування 
імпульсу CLK. 
Оптимальним є використання як джерела імпульсів CLK генератора 
широтно-імпульсної модуляції. У цьому разі немає необхідності використовувати 
переривання АЦП, достатньо лише синхронізувати старт таймера, що виконує 
запуск чергового перетворення АЦП і таймера, що генерує ШІМ. У цьому разі 
обробник переривань ПДП матиме інший вигляд (рис. 3.20). 
 71 
 
Рис. 3.20. Обробник переривань ПДП. 
 
Перевагою цього алгоритму є відсутність багаторазових переривань від 
зовнішніх подій АЦП. Будь-яке переривання зупиняє основний цикл АЛУ і 
запускає програму обробника переривань. Це, у свою чергу, негативно 
позначається на ефективності використання функціональних можливостей АЛУ. 
 
Розроблення алгоритмів керування та опрацювання даних лінійки 
фотоелектронних приймачів без використання аналого- цифрового 
перетворювача 
Фізична сутність цього алгоритму полягає в тому, що під час зміщення 
оптичної плями поверхнею ЛФП відбувається тимчасове зміщення амплітуди 
напруги стосовно моменту часу початку циклу опитування ЛФП. Якщо зафіксувати 
часовий зсув від початку циклу опитування ЛФП до амплітуди захоплення, його 
зміна щодо попереднього циклу опитування відповідатиме зміщенню оптичної 
 72 
плями. 
У цьому алгоритмі для формування імпульсів CLК використовується 
генератор ШІМ (на базі таймера 1), а для імпульсів ROG переривання таймера 2. 
Для підвищення точності вимірювань у цьому випадку необхідно виконати 
синхронізацію роботи таймера 1, що забезпечує генерацію ШІМ, і таймера 2, що 
забезпечує захоплення заданого значення амплітуди напруги. Обробники 
переривань таймера 2 і програмний модуль 1 матимуть такий вигляд (рис. 3.21). 
Цей алгоритм дає змогу значною мірою підвищити швидкодію 
вимірювальної системи і можливе застосування мікросхем, не обладнаних АЦП і 
ПДП. 
 
 
 
a) б) 
Рис. 3.21. АЛУ та обробник переривань таймера: 
А - логіка роботи АЛУ, б - обробник переривання таймера 2. 
 
 73 
3.6. Розроблення алгоритмів обміну даними між компонентами 
апаратно-програмного комплексу 
 
До складу апаратно-програмного комплексу входить мікроконтролер 
ATmega328P, що забезпечує синхронізацію даних між мікрометром і 
мікроконтролером STM32F4. Його завдання - перетворити цифровий протокол 
DIGITAL PROTOCOL у протокол RS-232. Схема взаємодії програмного 
забезпечення пристрою представлена на рис. 3.22. 
 
 
Рис. 3.22. Схема взаємодії програмного забезпечення 
 
Взаємодію апаратних компонентів із ПК реалізовано з використанням 
контролера УАПП. 
Програмну частину ПК розроблено в графічному середовищі програмування 
LadVIEW. Цей програмний комплекс дає змогу проєктувати системи 
автоматичного керування в досить короткі терміни. Система проектування 
LabVIEW є кросплатформеною и може функціонувати на ПК з різними 
операційними системам. 
Графічний код термінала мовою програмування G, що реалізує фільтрацію 
даних, представлений у вигляді структури (Case Structure) (рис. 3.23), 
 74 
 
Рис. 3.23 Блок-схема - термінал фільтрації та візуалізації вхідних даних. 
 
кожен термінал структури виконує обробку конкретного пакета даних. 
Для запиту необхідного пакета даних і коригування змінюваних параметрів 
у пам'яті мікроконтролера STM32F4 розроблено окремі термінали, що дає змогу в 
процесі проведення досліджень вносити нові найменування змінюваних 
параметрів, не редагуючи структуру основного програмного коду. 
Блок-схему термінала, що забезпечує зміну заданого значення кількості 
пікселів, що виділяються для визначення центру тяжіння оптичного п'ята, 
представлено на рисунку 3.24. 
 
 
 
Рис. 3.24 Блок-схема термінала для зміни заданого значення кількості 
пікселів (ліворуч від центру плями) для визначення центру ваги оптичної плями. 
 
 75 
На рис. 3.25 представлено блок-схема програми керування 
електроприводним насосом і електромагнітним клапаном. 
 
 
 
Рис. 3.25. Блок-схема термінала керування насосом та електромагнітним 
клапаном 
Для керування програмним забезпеченням і апаратним оснащенням АПК 
розроблено інтерфейс користувача (рис. 3.26). 
 
 
 
 
а)                                                          б) 
Рис. 3.26 Графічний інтерфейс користувача: a - 
блок заданих значень, б - блок індикації. 
 76 
Фото АПК представлено на рис. 3.27. 
 
 
Рис. 3.27. Фото АПК: 
1 - п'єзоелектричний датчиктиску, 2 - датчик тиску на основі ЛФП, 
3 - мікрометр, 4 - блок керування та оброблення даних, 5 - пневматична 
система, 6 - монітор (графічний інтерфейс користувача). 
 
Висновки за розділом 3 
Таким чином, третій розділ присвячено розробленню експериментальної 
установки у вигляді АПК, що включає набір апаратних і програмних засобів, які 
забезпечують автоматизацію процесу експериментальних досліджень датчика 
тисків на основі ЛФП. 
Під час роботи вирішенні такі завдання: 
– виконано підбір апаратних компонентів, 
– реалізовано схемотехнічні рішення, що забезпечують узгодження 
аналогових і цифрових логічних рівнів між апаратними компонентами АПК та їх 
комутацію, 
– розроблено конструкцію датчика тисків на основі ЛФП, 
– розроблено способи обчислення координат світлової плями, 
– розроблено алгоритми для керування й опрацювання даних ЛФП з 
використанням як генератора синхроімпульсів зовнішні переривання АЦП, 
– розроблено алгоритм керування й оброблення ЛФП з використанням 
як джерел синхроімпульсів генератора ШІМ, 
– розроблено алгоритм керування та обробки ЛФП приймачів без 
 77 
використання АЦП, 
– розроблено алгоритм, що реалізує обмін даними між апаратними 
компонентами АПК. 
– розроблено датчик тисків, що використовує процес розгалуження вихідної 
інформації, який здійснюється застосуванням шторок з n щілинами,  що дає змогу 
сформуватина ЛФП n оптичних  плям, що переміщуються у функції вимірюваного 
тиску; на базі якого запропоновано: -математичні  моделі та алгоритми керування 
мікроконтролером, що забезпечують, при вимірюванні лінійних переміщень 
жорсткого центру мембран, обробку сигналів з виходу ЛФП під час впливу на неї 
двох оптичних плям, які вирізняються тим, що процес математичного оброблення 
отриманих даних виконується до завершення повного циклу опитування, що 
забезпечує підвищення точності вимірювань переміщення жорсткого центру 
мембрани, а також підвищення швидкодії вимірювальної системи. 
- математичні моделі та алгоритми керування мікроконтролером, що 
забезпечують, під час вимірювання лінійних переміщень жорсткого центру 
мембран, оброблення сигналів з виходу ЛФП під час впливу на неї двох оптичних 
плям, які вирізняються тим, що процес математичного оброблення отриманих 
даних виконується до завершення повного циклу опитування, що забезпечує 
підвищення точності вимірювань переміщення жорсткого центру мембрани, а 
також підвищення швидкодії вимірювальної системи 
Практичною значущістю розроблених методів і алгоритмів керування 
мікроконтролером, що забезпечують оброблення вихідних сигналів ЛФП під час 
вимірювання лінійних переміщень жорсткого центру пружного чутливого 
елемента, може з'явитися можливість їх використання в аналогічних 
вимірювальних системах лінійних переміщень. 
 
  
 78 
ВИСНОВОКИ 
 
Проведено аналіз вітчизняної та зарубіжної науково-технічної літератури 
щодо конструктивних особливостей, метрологічних характеристик, методів 
розроблення та проєктування пружних чутливих елементів, методів розроблення та 
проєктування вторинних перетворювачів датчиків тисків як елементів систем 
керування літаком. Сучасний конструктивний вигляд датчиків статичного і 
повного тисків не задовольняє повною мірою потреби у високоточних, 
енергоємних і малогабаритних датчиках тисків, особливо в цифрових системах 
повітряних сигналів, що стрімко розвиваються, інтегрованих систем резервних 
приладів і безпілотних літальних апаратів з обмеженою енергоозброєністю. 
Встановлено основні чинники, що впливають на похибки вимірювань з 
використанням пружних чутливих елементів, зокрема, контактний вплив 
первинного і вторинного перетворювачів тисків, точність перетворення інформації 
сигналу від первинного перетворювача вторинним. 
Виконано аналіз наявних методик чисельного моделювання статичних 
характеристик ПЧЕ датчиків тисків, за результатами якого встановлено, що наявні 
методики розрахунку ПЧЕ не враховують закономірність зміни статичного та 
повного тисків залежно від висоти та швидкості польоту повітряного судна, крім 
того, не враховують функціональні можливості вторинного перетворювача. 
Розроблено узагальнений алгоритм розрахунку ПЧЕ на основі отриманих 
математичних залежностей і скінченно-елементного моделювання пружно- 
пластичних деформацій з використанням програмного комплексу ANSYS, що 
забезпечує врахування потрібних характеристик точності розроблюваних датчиків 
тисків та характеристик міцності ПЧЕ за критеріями еквівалентної напруги і 
коефіцієнта запасу міцності. 
Розроблена послідовність математичного моделювання статичної 
характеристики ПЧЕ, що враховує функціональні можливості вторинного 
перетворювача і закономірність зміни статичного та повного тисків, може бути 
використана під час оцінювання характеристик точності датчиків тисків на етапах 
 79 
попереднього проектування ПЧЕ. 
Розроблено  експериментальна установка у вигляді АПК, що включає набір 
апаратних і програмних засобів, які забезпечують автоматизацію процесу 
експериментальних досліджень датчика тисків на основі ЛФП для систем 
керування літаком.